基于L1动态逆的自主空中加油对接控制

为实现无人受油机与加油机的自主安全对接,提出基于L1自适应动态逆的无人机自主空中加油对接跟踪控制方法.根据时标分离的原则,将无人受油机的姿态控制分为快、慢回路,采用动态逆方法设计姿态回路控制器,设计L1自适应系统补偿外界气流干扰和系统模型误差,并采用自主空中加油对接段仿真系统对所设计控制系统进行验证.仿真结果表明:该对接跟踪控制系统具有很高的抗干扰能力和鲁棒性,能满足自主空中加油的控制精度要求.     

基于自适应神经网络Backstepping空中加油编队飞行控制

为解决无人机自主空中加油过程加油机和受油机编队飞行控制的问题,提出了对受油机采用导引回路和 姿态回路分离控制策略,采用L1 导引算法设计一种基于自适应神经网络Backstepping 飞行控制器。将改进的L1 导 引算法应用于受油机的横向和纵向的导引,使用自适应神经网络补偿受油机受到的外界的干扰和系统模型误差,神 经网络权值矩阵通过自适应律在线更新,并结合Backstepping 控制方法设计受油机的控制律。仿真结果表明：在受 油机与加油机编队飞行过程中,该设计方法能有效提高受油机的跟踪精度和抗干扰能力,解决空中加油编队飞行控 制问题。     

基于自适应神经网络Backstepping 空中加油编队飞行控制

为解决无人机自主空中加油过程加油机和受油机编队飞行控制的问题,提出了对受油机采用导引回路和 姿态回路分离控制策略,采用L1 导引算法设计一种基于自适应神经网络Backstepping 飞行控制器。将改进的L1 导 引算法应用于受油机的横向和纵向的导引,使用自适应神经网络补偿受油机受到的外界的干扰和系统模型误差,神 经网络权值矩阵通过自适应律在线更新,并结合Backstepping 控制方法设计受油机的控制律。仿真结果表明：在受 油机与加油机编队飞行过程中,该设计方法能有效提高受油机的跟踪精度和抗干扰能力,解决空中加油编队飞行控 制问题。     

受油机横侧向对接飞行控制研究

针对插头锥管式受油机在对接状态时的横侧向飞行控制问题,提出稳定滚转角和偏航角为目标的控制器设计原理.分析了对受油机对接产生重要影响的扰动因素,包括大气紊流、阵风和受油机质量变化;给出了受油机横侧向受扰运动方程;采用μ综合方法设计了受油机的滚转和偏航鲁棒飞行控制器.对受油机滚转角、偏航角和侧向位移进行了数字仿真,结果表明受油机系统具有较好的指令跟踪和干扰抑制能力,基于稳定滚转角和偏航角方式的控制律适用于横侧向对接控制.     

基于直接升力的空中加油对接飞行控制

为解决传统空中加油对接过程中受油机纵向轨迹跟踪控制存在时间滞后的问题,提出一种基于直接升力的空中加油对接飞行控制方法.采用非线性L1制导的方法生成横纵向加速度指令,设计2种直接升力方案对受油机纵向轨迹控制加以改进,采用动态逆方法对姿态回路设计,通过扩张状态观测器对动态逆内回路进行补偿.仿真结果表明:采用的2种方案均能消除纵向轨迹跟踪的时间滞后,实现受油机纵向轨迹的快速响应,完成空中加油的成功对接.     

你Q我A

Q:F-22的空中加油孔在机背,这样飞行员是无法目视进行加油的,这样的设计合理吗?山东青岛廖波A:在美国军机设计中有一条没有文字规定却已约定俗成的惯例,即装备空军的飞机采用硬管加受油方式,而装备海军的飞机采用软管加受油方式。F-22为美国空军装备的战机,其采用的亦为硬管加受油方式。该机没有适应软管加受油方式的受油杆,取而代之的是开合式受油口。在加受油操作上,软管加受油方式以受油机为主动方,即受油机调整自身状态以确保受油杆探头准确伸入加油软管锥口,加油机对于加油软管没有方向操控能力;而硬管加受油方式则不同,其加油机尾部…     

动力陀螺稳像系统自抗扰控制器设计与仿真

针对具有交叉耦合以及会受内外干扰的动力陀螺稳像系统,运用自抗扰控制理论设计了控制器。采用前馈控制解耦矩阵实现了通道之间的解耦。采用扩张状态观测器对系统的内外干扰进行实时估计和补偿,由非线性状态误差反馈控制律设计了ADRC控制器,实现对动力陀螺稳像系统的控制。数字仿真结果表明：所设计的自抗扰解耦控制器具有良好的解耦性能、跟踪性能、抗干扰性能和抑噪性能,可以满足动力陀螺稳像系统的控制要求。     

受油机扰动特性的建模与仿真

针对紧密编队飞行过程中产生的尾涡流场对空中加油机产生扰动影响的问题,建立了受油机扰动运动模型。将风扰动主要分解为大气紊流和加油机尾涡,分别建立工程化的Dryden大气紊流模型和尾涡模型,将叠加的2个扰动加入到受油机的非线性刚体运动方程中,并对受油机扰动运动进行仿真分析。仿真结果表明：该叠加的方法能够简单有效地模拟反映复杂的气流扰动,为进一步研究空中加油控制系统提供参考。     

带角度约束的倾斜转弯飞行器制导律设计

针对倾斜转弯飞行器以给定角度攻击目标的要求,考虑控制回路动态特性对制导的影响,研究了带角度约束的制导律设计方法。以倾侧角和法向过载指令为控制量,建立了含控制回路动态特性的设计模型; 基于该模型和多通道解耦的思想,提出带角度约束的滑模变结构制导律,通过调整趋近律参数消除抖振。理论分析表明:在初始阶段,该制导律较最优制导律对过载的需求小; 通过优化制导律参数,当系统进入滑模面后,飞行器能按最优制导律命中目标。仿真表明,该制导律在满足落点和落角要求的同时,具有对过载需求分配合理、速度损失小的优点。     

动力陀螺稳像系统自抗扰控制器设计与仿真

为了进一步提高系统的跟踪性能与抗干扰性能,运用自抗扰控制(active disturbance rejection control,ADRC)理论对具有交叉耦合以及会受内外干扰的动力陀螺稳像系统设计控制器。采用前馈控制解耦矩阵实现了通道之间的解耦。采用扩张状态观测器对系统的内外干扰进行实时估计和补偿,由非线性状态误差反馈控制律设计了ADRC控制器,实现对动力陀螺稳像系统的控制。数字仿真结果表明：所设计的自抗扰解耦控制器具有良好的解耦性能、跟踪性能、抗干扰性能和抑噪性能,可以满足动力陀螺稳像系统的控制要求。     

基于反步法和非线性动态逆的无人机三维航路跟踪制导控制

为实现无人机在大范围内稳定、精确地跟踪三维参考航路,基于制导与控制回路独立设计的思路,提出了一种无人机三维航路跟踪制导控制方法。在制导外环,引入沿参考航路飞行的虚拟无人机作为向导并利用反步法设计三维航路跟踪的非线性制导律;在控制内环,以非线性动态逆理论和奇异摄动理论为基础,设计由机动指令生成器、角度转换器、慢回路姿态控制器和快回路角速度控制器所组成的飞行控制模块,对制导外环给出的制导指令进行快速精确地跟踪。基于Lyapunov稳定性理论证明了无人机航路跟踪制导控制方法的稳定性。通过对比分析无人机6自由度模型下的三维航路跟踪仿真,说明所提出的制导控制方法能够使得无人机精确地跟踪参考航路,从而验证了该方法的有效性、合理性。     

基于姿态反馈实现过载跟踪的飞行器控制方法

针对依靠气动力提供控制力和控制力矩的飞行器,在构建俯仰-偏航通道非线性数学模型的基础上,提出一种兼顾机动能力和姿态稳定性能的飞行器控制系统设计方法。基于飞行器过载与姿态的等效转换,将制导律计算的过载指令转化为姿态角指令,进而通过以姿态角反馈为主、过载补偿为辅的控制系统设计实现对过载指令的精确跟踪。通过频域相对稳定性分析,验证该方法的稳定性;通过飞行器6自由度仿真,验证该方法在各项随机误差下既能够实现制导对过载的跟踪要求,又达到对飞行器姿态进行鲁棒稳定控制的目的。研究结果表明,该方法简单可靠,具有良好的动态特性和很强的鲁棒性,已得到工程应用验证。     

基于准平衡滑翔的解析再入制导方法

针对高超声速滑翔飞行器再入制导问题,提出了一种基于准平衡滑翔的解析制导方法。在纵向基于准平衡滑翔条件建立再入航程与能量、倾侧角的解析关系,得到了倾侧角解析解,并通过高度变化率反馈使轨迹平滑;针对终端高度约束,在准平衡滑翔条件下得到常值航迹角假设,从而建立终端高度与再入航程、航迹角的解析关系,得到了航迹角指令,并通过设计反馈控制律得到攻角解析解。对于过程约束,提出了一种基于航迹角指令的在线约束控制方法。侧向制导采用航向角走廊确定倾侧角符号。仿真结果表明,该制导方法计算速度快、制导精度高、扰动条件下鲁棒性较强。     

基于侧偏修正的无人驾驶旋翼机转弯飞行控制

针对无人自转旋翼机在转弯飞行过程中,由于外界扰动而导致的飞行轨迹偏离问题,对无人自转旋翼机的转弯飞行机理和受力情况进行了分析,在此基础上,提出一种以侧偏距离和侧偏率来修正旋翼机滚转角指令和航向角速率指令的控制策略,给出了基于侧偏修正的旋翼机转弯飞行控制回路。仿真结果表明:所提方法能够使得旋翼机在转弯过程中精确跟踪预定航迹,达到预期的控制效果。     

速度时变情况下多飞行器时间协同制导方法研究

针对无动力飞行器在速度时变情况下的同时攻击问题,提出基于非线性扩张状态观测器的分布式时间协同三维制导方法。定义飞行器的总前置角以推导简化的相对运动方程,并选取飞行器与目标的相对距离和接近速度为协调变量。考虑实际中飞行器速度时变的情况,把速度变化率建模误差及外界干扰作为扰动,弥补了已有方法对速度严格限制为常速的不足。为了估计系统扰动,设计非线性扩张状态观测器,并证明了带扰动估计的一致性控制协议可以保证多飞行器系统攻击时间的有界一致性。基于该控制协议的时间协同制导律由于在飞行器速度方向与视线方向之间始终存有夹角,当时间协同基本达成时切换成前置角有限时间收敛制导律,以保证最终的制导精度和攻击效果,两种制导律采用模糊逻辑规则平滑连接。通过仿真实验验证了所提制导方法的有效性以及优势。     

基于视线制导的共面航天器自主交会控制研究

研究了基于视线制导的共面航天器自主交会控制.为便于设计适用于自主交会的控制方法,首先建立了视线坐标系相对运动方程,然后基于相对测量信息分别设计了纵向和法向控制器.纵向控制器是基于零控脱靶量算法所设计的一种新的自适应控制方法,完成交会速度和位置控制;法向控制器是一种姿态约束PI型比例导引,实现交会视线角的控制.所设计的控制器对不同初始交会条件具有良好的适应性.对圆和椭圆轨道交会仿真结果证明了该控制方法是有效可行的.     

过载指令约束下的导弹导引律设计

基于平面内的目标-导弹相对运动方程,采用指令滤波backstepping方法设计了一种过载指令约束下的平面导引律,同时考虑了导弹自动驾驶仪的二阶动态特性。依据制导系统主要状态变量响应特性要求将制导系统分为两个子系统。采用指令滤波backstepping方法基于零化视线角速率原则和目标-导弹相对速度小于一个负常数的原则分别对两个子系统进行导引律设计。指令滤波backstepping方法不仅能够有效地处理过载指令饱和约束而且克服了传统backstepping方法中“项数爆炸”的缺陷。在过载指令饱和且导弹自动驾驶仪存在较大滞后的情况下,针对视线方向施加控制和不施加控制两种情况进行了仿真,结果表明设计的导引律在拦截大机动目标时具有优良的性能。